RU2166462C1 - Multi-purpose fighter - Google Patents

Multi-purpose fighter Download PDF

Info

Publication number
RU2166462C1
RU2166462C1 RU2000101026/28A RU2000101026A RU2166462C1 RU 2166462 C1 RU2166462 C1 RU 2166462C1 RU 2000101026/28 A RU2000101026/28 A RU 2000101026/28A RU 2000101026 A RU2000101026 A RU 2000101026A RU 2166462 C1 RU2166462 C1 RU 2166462C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
center
aircraft
axis
carrier disk
Prior art date
Application number
RU2000101026/28A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Ф.А. Мухамедов
Original Assignee
Мухамедов Фатидин Абдурахманович
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Мухамедов Фатидин Абдурахманович filed Critical Мухамедов Фатидин Абдурахманович
Priority to RU2000101026/28A priority Critical patent/RU2166462C1/en
Priority to PCT/RU2001/000014 priority patent/WO2001058752A2/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2166462C1 publication Critical patent/RU2166462C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D7/00—Arrangements of military equipment, e.g. armaments, armament accessories, or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Nitrogen And Oxygen Or Sulfur-Condensed Heterocyclic Ring Systems (AREA)

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: center-wing section of fighter is made in plan in form of lifting disk with leading and trailing edges over its generatrix. Lifting disk is provided with control aerodynamic surface in form of nose segments of lifting disk of center-wing plane with leading edge over generatrix circle of lifting disk located on either side of fuselage. Nose segments are swivel relative to their axes coinciding in its extension in plan with leading edge of adjoining swivel outer wing panel. Axis of turn of deflectable leading edge of each swivel outer wing panel and axis of turn of nose segment of lifting disk of center-wing section adjoining it are parallel in plan. Point of application of total position or negative lift force of aircraft at deflection of swivel panels is brought close to point of aerodynamic center of aircraft ensuring control of fighter with no change in its longitudinal moment in lift force control system. EFFECT: improved maneuvering characteristics; reduced landing run. 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании маневренных самолетов - истребителей, учебно-тренировочных самолетов, самолетов, к которым предъявляются определенные требования по маневренным характеристикам. The invention relates to aircraft and can be used to create maneuverable aircraft - fighters, training aircraft, aircraft, which have certain requirements for maneuverability.

Из существующего уровня техники известен самолет американской фирмы McDonnell Douglas, созданный по программе AFTI (Advanced Fighter Technology Integration), содержащий крыло, состоящее из центроплана и консолей, соединенных с центропланом по его бокам. Консоли выполнены цельно поворотными с возможностью однонаправленного и дифференцированного отклонения. Поворотные консоли имеют предкрылки, отклоняемые на больших углах атаки. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси относительно центроплана и плавно сопряжен с ним. Самолет имеет хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси с носовой опорой (см. Итоги науки и техники. Авиастроение, Том 2, Струков Ю.П., "Современные самолеты США и стран Западной Европы", Часть II, ВИНИТИ, 1976 г., с. 169-171, рис. 234, 235). The aircraft of the American company McDonnell Douglas, created according to the AFTI (Advanced Fighter Technology Integration) program, comprising a wing consisting of a center wing and consoles connected to a center wing on its sides, is known from the existing level of technology. The consoles are made entirely rotatable with the possibility of unidirectional and differential deviation. Swivel consoles have slats deflected at large angles of attack. The aircraft fuselage is offset along the longitudinal axis relative to the center section and smoothly mated with it. The aircraft has a tail of horizontal and vertical tail and a three-leg landing gear with nose support (see. Results of science and technology. Aircraft, Volume 2, Strukov Yu.P., "Modern aircraft of the USA and Western Europe," Part II, VINITI, 1976 , p. 169-171, Fig. 234, 235).

Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является многофункциональный маневренный самолет, содержащий крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, и консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей. Каждая из консолей выполнена поворотной, снабжена приводом и установлена на несущем диске центроплана шарнирно. Каждая поворотная консоль снабжена отклоняемыми носками. Кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполнены поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков. Фюзеляж самолета смещен вдоль продольной оси вперед относительно несущего диска, не достигая его задней кромки. Самолет имеет аэродинамические уплотнения между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей. Самолет также снабжен силовой установкой, хвостовым горизонтальным и вертикальным оперением и трехопорным шасси с носовой опорой (см. РФ, патент N 2115593, МПК6 B 64 C 39/00, 1997 г.).The closest technical solution chosen for the prototype is a multifunctional maneuverable aircraft containing a wing, consisting of a center section made in plan in the form of a carrier disk with front and rear edges along its generatrix, and consoles connected to the carrier disk of the center section on its sides with preservation the shape of the front and rear edges of the carrier disk along its generatrix. Each of the consoles is made rotatable, equipped with a drive and mounted on the center disk of the center section pivotally. Each swivel arm is fitted with swivel socks. The aft sections of the center wing of the center wing placed on both sides of the fuselage are rotatable relative to the transverse axis of the fuselage located behind the axis of rotation of the wing consoles along the longitudinal axis of the aircraft, with the possibility of differential deflection of the rotary segments and the implementation of the functions of both ailerons and flaps. The fuselage of the aircraft is shifted along the longitudinal axis forward relative to the carrier disk, not reaching its trailing edge. The aircraft has aerodynamic seals between the center wing disk and the rotary wing console, the central axes of which are combined with the rotation axes of the consoles. The aircraft is also equipped with a power plant, horizontal and vertical tail unit and a three-landing gear with nose support (see RF, patent N 2115593, IPC 6 B 64 C 39/00, 1997).

Достижению требуемого технического результата в прототипе препятствует отсутствие какой бы то ни было механизации по передней образующей кромке на передней части профиля центроплана в виде несущего диска. The achievement of the required technical result in the prototype is hindered by the absence of any mechanization along the front generatrix on the front of the center section profile in the form of a carrier disk.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является создание маневренного самолета, обладающего высокими аэродинамическими характеристиками на всех режимах полета и обеспечивающего за счет своей аэродинамической компоновки перемещение в вертикальной плоскости без изменения пространственной ориентации, без изменения продольного момента самолета. The problem to which the claimed invention is directed is to create a maneuverable aircraft with high aerodynamic characteristics in all flight modes and providing, due to its aerodynamic layout, movement in the vertical plane without changing the spatial orientation, without changing the longitudinal moment of the aircraft.

К техническим результатам, достигаемым при использовании данного изобретения, можно отнести увеличение подъемной силы на переходных режимах и повышение маневренности самолета, а также повышение эффективности управления им на больших углах атаки. The technical results achieved by using the present invention include an increase in the lifting force in transient conditions and an increase in the maneuverability of the aircraft, as well as an increase in the efficiency of controlling it at large angles of attack.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в многофункциональном истребителе, содержащем крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде профилированного несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска то его образующей, каждая из которых выполнена поворотной, снабжена приводом, отклоняемыми носками и установлена на несущем диске центроплана шарнирно, кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполненные поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков, фюзеляж, смещенный вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска, не достигая его задней кромки, аэродинамические уплотнения между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей, силовую установку, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси, согласно изобретению на профилированном несущем диске центроплана выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, размещенные по обе стороны фюзеляжа, причем носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли, а ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане, при этом точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета ± Δ Y при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой. The problem is solved, and the technical result is achieved by the fact that in a multi-functional fighter containing a wing, consisting of a center wing, made in plan in the form of a profiled carrier disk with leading and trailing edges along its generatrix, consoles connected to the carrier disk of the center wing on its sides with preserving the shape of the leading and trailing edges of the carrier disk then its generatrix, each of which is made rotatable, equipped with a drive, deflectable socks and mounted on the carrier disk of the center section pivotally, to Mom segments of the center-wing carrier disk, placed on both sides of the fuselage, rotatable relative to the transverse axis of the fuselage, located behind the axis of rotation of the wing consoles along the longitudinal axis of the aircraft, with the possibility of differential deflection of the rotary segments and the implementation of their functions as ailerons and flaps, the fuselage is offset along the longitudinal axis of the aircraft forward relative to the carrier disk, without reaching its trailing edge, aerodynamic seals between the center section disk and the wing rotary console , the central axes of which are aligned with the axes of rotation of the consoles, the power unit, the tail horizontal and vertical tail and the tricycle landing gear, according to the invention, control aerodynamic surfaces are made on the profiled center disk of the center section in the form of nose segments of the center section of the carrier disk with a leading edge along the circumference of the carrier disk, placed on both sides of the fuselage, and the nasal segments are each made rotatable relative to its axis, coinciding in its continuation in plan with the leading edge of the adjacent rotary console, and the axis of rotation of the deflected toe of each rotary console and the axis of rotation of the nose segment of the carrier disk of the center section adjacent to it are parallel to each other in plan, while the application point of the increment of the total positive or negative lift of the aircraft is ± Δ Y when the rotary consoles deviate as close to the point of aerodynamic focus of the aircraft with the ability to provide control of the fighter without changing its longitudinal moment in the system edstvennogo control lift.

На фиг. 1 изображен маневренный самолет, вид сбоку;
на фиг. 2 - то же, вид в плане;
на фиг. 3 - то же, вид спереди.In FIG. 1 shows a maneuverable aircraft, side view;
in FIG. 2 - same, plan view;
in FIG. 3 - the same front view.

Многофункциональный истребитель содержит крыло 1, состоящее из центроплана 2, выполненного в виде профилированного несущего диска в плане с передней 3 и задней 4 кромками по его образующей. Консоли 5 соединены с несущим диском центроплана 2 по его бокам с сохранением формы передней 3 и задней 4 кромок несущего диска по его образующей. Каждая из консолей 5 выполнена поворотной, снабжена приводом (не показано) и установлена на несущем диске центроплана 2 шарнирно. The multifunctional fighter includes a wing 1, consisting of a center wing 2, made in the form of a profiled carrier disk in plan with front 3 and rear 4 edges along its generatrix. The consoles 5 are connected to the carrier disk of the center section 2 on its sides while maintaining the shape of the front 3 and rear 4 edges of the carrier disk along its generatrix. Each of the consoles 5 is made rotatable, equipped with a drive (not shown) and mounted on the carrier disk of the center section 2 pivotally.

Консоли 5 снабжены отклоняемыми носками 6. Несущий диск центроплана 2 имеет кормовые сегменты 7, размещенные по обе стороны фюзеляжа 8. Кормовые сегменты 7 выполнены поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа 8, расположенной за осью поворота OO консолей 5 крыла 1 по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального их отклонения и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков. The consoles 5 are equipped with deflectable socks 6. The center-wing carrier disk 2 has aft segments 7 located on both sides of the fuselage 8. Aft segments 7 are rotatable relative to the transverse axis of the fuselage 8 located behind the axis of rotation OO of the wing consoles 5 along the longitudinal axis of the aircraft, with the possibility their differential deviation and their implementation of the functions of both ailerons and flaps.

Фюзеляж 8 смещен вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска центроплана 2, не достигая его задней кромки. Аэродинамические уплотнения 9 установлены между диском центроплана 2 и каждой поворотной консолью 5 крыла 1. The fuselage 8 is displaced along the longitudinal axis of the aircraft forward relative to the carrier disk of the center section 2, not reaching its trailing edge. Aerodynamic seals 9 are installed between the center wing disk 2 and each rotary console 5 of the wing 1.

Самолет имеет силовую установку 10, хвостовое горизонтальное 11 и вертикальное 12 оперение и трехопорное шасси 13. The aircraft has a power plant 10, a tail horizontal 11 and a vertical tail 12 and a three-landing gear 13.

На профилированном несущем диске центроплана 2 выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов 14 несущего диска центроплана 2 с передней кромкой 3 по образующей окружности несущего диска. Носовые сегменты 14 размещены по обе стороны фюзеляжа 8 и выполнены поворотными каждый относительно своей оси 15, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли 5. Ось поворота 16 отклоняемого носка 6 каждой поворотной консоли 5 и ось поворота 15 прилегающего к ней носового сегмента 14 несущего диска центроплана 2 параллельны между собой в плане. On the profiled carrier disk of the center section 2 control aerodynamic surfaces are made in the form of nose segments 14 of the carrier disk of the center section 2 with a leading edge 3 along the circumferential shape of the carrier disk. The nasal segments 14 are placed on both sides of the fuselage 8 and are each rotatable relative to its axis 15, which coincides in plan with the leading edge of the adjacent pivot console 5. The pivot axis 16 of the deflectable toe 6 of each pivot console 5 and the pivot axis 15 of the adjacent nose segment 14 of the carrier disk of the center section 2 are parallel to each other in plan.

Многофункциональный истребитель функционирует следующим образом. Multifunctional fighter operates as follows.

Несущий диск центроплана 2 установлен конструктивно под положительным углом атаки α = 2o - 4o относительно строительной горизонтальной оси фюзеляжа 8, расположенной по полету. Перед взлетом поворотные консоли 5 отклоняют на положительный угол атаки β = 2o = 6o, а кормовые сегменты 7 несущего диска в режиме закрылков отклоняют на взлетный угол δ = 15o - 20o. При этом носовые сегменты 14 отклоняют вниз на отрицательный угол Φ = 5o - 10o относительно оси 15, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли 5.The carrier disk of the center section 2 is installed structurally at a positive angle of attack α = 2 o - 4 o relative to the horizontal construction axis of the fuselage 8, located in flight. Before takeoff, the swivel arms 5 are deflected by a positive angle of attack β = 2 o = 6 o , and the aft segments 7 of the carrier disk in flap mode are deflected by a take-off angle of δ = 15 o - 20 o . In this case, the nasal segments 14 are deflected downward by a negative angle Φ = 5 o - 10 o relative to the axis 15, which coincides in its continuation in plan with the leading edge of the adjacent rotary console 5.

После вывода силовой установки 10 на взлетный режим происходит разгон самолета до скорости отрыва передней стойки шасси 13. Одновременно с этим отклоняют стабилизатор горизонтального оперения 11 на угол, соответствующий углу отрыва передней стойки шасси и, отклоняют поворотные консоли 5 на угол β = 15o - 20o и отклоняют носки 6 поворотных консолей 5 относительно осей 16 на угол λ = 5o - 10o. Самолет при этом выходит на угол атаки, соответствующий углу атаки отрыва, что приводит к формированию на крыле 1 необходимой для отрыва подъемной силы.After the output of the power plant 10 to take-off mode, the aircraft accelerates to the speed of separation of the front landing gear 13. At the same time, the horizontal tail stabilizer 11 is deflected by an angle corresponding to the separation angle of the front landing gear and the swivel arms 5 are rejected by an angle β = 15 o - 20 o and reject the socks 6 of the rotary consoles 5 relative to the axis 16 at an angle λ = 5 o - 10 o . In this case, the aircraft reaches the angle of attack corresponding to the angle of separation separation, which leads to the formation of the lifting force necessary for separation to be on the wing 1.

В полете во время маневрирования в вертикальной и горизонтальной плоскостях при отклонении поворотных консолей 5 на заданный угол при одновременном отклонении носовых сегментов 14 и носков 6 консолей 5, оси 15 и 16 поворота которых параллельны между собой в плане, происходит приращение подъемной силы, пропорционально углам отклонения упомянутых управляющих аэродинамических поверхностей. Приращение подъемной силы происходит вблизи центра тяжести самолета, что позволяет совершать пространственные маневры без изменения угла атаки, т.е. осуществлять непосредственное управление подъемной силой. In flight, during maneuvering in the vertical and horizontal planes when the swivel arms 5 are deflected by a predetermined angle while the bow segments 14 and socks 6 of the arms 5 are deflected simultaneously, the rotation axes 15 and 16 of which are parallel to each other in plan, the lift increases in proportion to the deflection angles mentioned control aerodynamic surfaces. The increment of the lift occurs near the center of gravity of the aircraft, which allows spatial maneuvers without changing the angle of attack, i.e. directly control the lifting force.

Важно акцентировать внимание на том, что точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета ± Δ Y при отклонении поворотных консолей 5 максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой. It is important to focus on the fact that the point of application of the increment of the total positive or negative lift of the aircraft ± Δ Y when the rotary arms 5 are deflected is as close as possible to the aerodynamic focus point of the aircraft with the ability to control the fighter without changing its longitudinal moment in the direct lift control system.

Приращение суммарной подъемной силы самолета ± Δ Yснупс в данном случае может достигать до 50% суммарной подъемной силы всего самолета.The increment of the total lift of the aircraft ± Δ Y snups in this case can reach up to 50% of the total lift of the entire aircraft.

При выходе самолета на большие и критические углы атаки по команде датчика угла атаки (не показано) отклоняют носовые сегменты 14 и носки 6 консолей 5, что позволяет затянуть срыв потока на еще большие углы атаки. When the aircraft reaches large and critical angles of attack at the command of the angle of attack sensor (not shown), the nose segments 14 and socks 6 of the consoles 5 are rejected, which makes it possible to delay the stall of the flow to even larger angles of attack.

При осуществлении дифференциального отклонения поворотных консолей 5 с одновременным отклонением носовых сегментов 14 диска центроплана 2 и носков 6 консолей 5, оси 15 и 16 поворота которых параллельны между собой в плане, управляют многофункциональным истребителем по крену в широком диапазоне углов атаки, что позволяет улучшить его маневренные характеристики. In the differential deviation of the rotary consoles 5 with the simultaneous deviation of the nose segments 14 of the center wing disk 2 and the socks 6 of the consoles 5, the rotation axis 15 and 16 of which are parallel to each other in plan, control the multifunction fighter along the roll in a wide range of angles of attack, which improves its maneuverability specifications.

При снижении во время полета по глиссаде отклоняют носовые сегменты 14 и носки 6 консолей 5 с одновременным отклонением кормовых сегментов 7 в режиме закрылков, что уменьшает дистанцию снижения самолета. Во время пробега при посадке самолета после касания шасси 13 поверхности ВПП отклоняют поворотные консоли 5 на отрицательные углы, что обеспечивает эффективное торможение самолета как за счет прижимания его к ВПП, так и за счет увеличения лобового сопротивления, что позволяет сократить длину пробега. When decreasing during flight along the glide path, bow segments 14 and socks 6 of consoles 5 are rejected with a simultaneous deviation of the stern segments 7 in the flap mode, which reduces the distance of descent of the aircraft. During the run when landing the aircraft after touching the landing gear 13, the surfaces of the runway turn the swivel arms 5 to negative angles, which ensures effective braking of the aircraft both by pressing it against the runway and by increasing drag, which reduces the path length.

Claims (1)

Многофункциональный истребитель, содержащий крыло, состоящее из центроплана, выполненного в плане в виде профилированного несущего диска с передней и задней кромками по его образующей, консолей, соединенных с несущим диском центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска по его образующей, каждая из которых выполнена поворотной, снабжена приводом, отклоняемыми носками и установлена на несущем диске центроплана шарнирно, кормовые сегменты несущего диска центроплана, размещенные по обе стороны фюзеляжа, выполненные поворотными относительно поперечной оси фюзеляжа, расположенной за осью поворота консолей крыла по продольной оси самолета, с возможностью дифференциального отклонения поворотных сегментов и осуществления ими функций как элеронов, так и закрылков, фюзеляж, смещенный вдоль продольной оси самолета вперед относительно несущего диска, не достигая его задней кромки, аэродинамические уплотнения между диском центроплана и поворотной консолью крыла, центральные оси которых совмещены с осями поворота консолей, силовую установку, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперение и трехопорное шасси, отличающийся тем, что на профилированном несущем диске центроплана выполнены управляющие аэродинамические поверхности в виде носовых сегментов несущего диска центроплана с передней кромкой по образующей окружности несущего диска, размещенные по обе стороны фюзеляжа, причем носовые сегменты выполнены поворотными каждый относительно своей оси, совпадающей в своем продолжении в плане с передней кромкой прилегающей поворотной консоли, а ось поворота отклоняемого носка каждой поворотной консоли и ось поворота прилегающего к ней носового сегмента несущего диска центроплана параллельны между собой в плане, при этом точка приложения приращения суммарной положительной или отрицательной подъемной силы самолета ±ΔY при отклонении поворотных консолей максимально приближена к точке аэродинамического фокуса самолета с возможностью обеспечения управления истребителем без изменения его продольного момента в системе непосредственного управления подъемной силой. A multifunctional fighter comprising a wing, consisting of a center wing, made in plan in the form of a profiled carrier disk with leading and trailing edges along its generatrix, consoles connected to the carrier wing of the center wing on its sides, retaining the shape of the leading and trailing edges of the carrier disk along its generatrix, each of which is rotatable, equipped with a drive, deflectable socks and pivotally mounted on the center wing of the center section, aft sections of the center section of the carrier disk located on both sides of the fusel same, made rotatable relative to the transverse axis of the fuselage, located behind the axis of rotation of the wing consoles along the longitudinal axis of the aircraft, with the possibility of differential deflection of the rotary segments and their functions as ailerons and flaps, the fuselage shifted forward along the longitudinal axis of the aircraft relative to the carrier disk, not reaching its trailing edge, aerodynamic seals between the center wing disk and the rotary wing console, the central axes of which are combined with the axes of rotation of the consoles, taste, tail horizontal and vertical tail and a three-leg landing gear, characterized in that on the profiled carrier disk of the center section the control aerodynamic surfaces are made in the form of nose segments of the carrier disk of the center section with a leading edge along the circumference of the carrier disk located on both sides of the fuselage, and the nose segments are made each rotatable relative to its axis, coinciding in its continuation in plan with the leading edge of the adjacent rotary console, and the axis of rotation is deflectable about the wear of each rotary console and the axis of rotation of the nose segment of the center disk bearing segment adjacent to it, are parallel to each other in plan, while the point of application of the increment of the total positive or negative lift of the aircraft ± ΔY when the rotary consoles deviate is as close as possible to the aerodynamic focus point of the aircraft fighter control without changing its longitudinal moment in the system of direct control of the lifting force.
RU2000101026/28A 2000-01-17 2000-01-17 Multi-purpose fighter RU2166462C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000101026/28A RU2166462C1 (en) 2000-01-17 2000-01-17 Multi-purpose fighter
PCT/RU2001/000014 WO2001058752A2 (en) 2000-01-17 2001-01-16 Multifunctionnal fighter (mff)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000101026/28A RU2166462C1 (en) 2000-01-17 2000-01-17 Multi-purpose fighter

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2166462C1 true RU2166462C1 (en) 2001-05-10

Family

ID=20229390

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000101026/28A RU2166462C1 (en) 2000-01-17 2000-01-17 Multi-purpose fighter

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2166462C1 (en)
WO (1) WO2001058752A2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768101C1 (en) * 2021-07-19 2022-03-23 Акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (АО "Компания "Сухой") Light tactical plane

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3190583A (en) * 1963-07-17 1965-06-22 Nancy Vos Variable lift wing
US3343768A (en) * 1966-03-14 1967-09-26 Walter R Gartzke Aircraft
RU2052367C1 (en) * 1992-07-14 1996-01-20 Фатидин Абдурахманович Мухамедов Manoeuvrable aircraft
RU2040435C1 (en) * 1992-07-14 1995-07-25 Фатидин Абдурахманович Мухамедов Large passenger-capacity aircraft of integrated system

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768101C1 (en) * 2021-07-19 2022-03-23 Акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (АО "Компания "Сухой") Light tactical plane
WO2023003490A1 (en) * 2021-07-19 2023-01-26 Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") Tactical light aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
WO2001058752A3 (en) 2002-01-24
WO2001058752A2 (en) 2001-08-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11634222B2 (en) Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle having foldable fixed wing and based on twin-ducted fan power system
US11180248B2 (en) Fixed wing aircraft with trailing rotors
US4856736A (en) Aircraft with paired aerofoils
US5156358A (en) Aircraft outboard control
US4538779A (en) Caster type empennage assembly for aircraft
US8651431B1 (en) Aircraft with movable winglets and method of control
US6328265B1 (en) Slot forming segments and slot changing spoilers
US8657226B1 (en) Efficient control and stall prevention in advanced configuration aircraft
EP2193079B1 (en) Oblique blended wing body aircraft
US4598885A (en) Airplane airframe
JP2001213397A (en) Improvement of aircraft
EP3771638B1 (en) Lift rotor system
CN104981401A (en) Downwardly extending wing tip device
WO2006022813A2 (en) High-lift, low-drag dual fuselage aircraft
WO2007117260A2 (en) Aircraft with belly flaps
US10336439B2 (en) Stealth design with multi-faceted dihedral planform and insufflation mechanism
CN111232196A (en) Three-tilting aircraft
KR20210124978A (en) Switchable airplanes and related control methods
US20020047069A1 (en) Directional control and aerofoil system for aircraft
RU2166462C1 (en) Multi-purpose fighter
EP3838753A1 (en) Convertiplano
CN110775250A (en) Variant tilt-rotor aircraft and working method thereof
US3718294A (en) Wing arrangement for a v/stol aircraft
RU2115593C1 (en) Maneuverable aeroplane and method of its takeoff
KR20210127697A (en) aircraft wing

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20060118